Способ ориентации космических аппаратов и устройство его реализующее

Авторы патента:

B64G1/24 - управляющие устройства летательного аппарата, например для управления его положением в пространстве (реактивные двигатели F02K; навигация или навигационные приборы см. соответствующие подклассы, например G01C; автопилоты G05D 1/00)

Владельцы патента RU 2565426:

Акционерное общество "Ракетно-космический центр "Прогресс" (АО "РКЦ "Прогресс") (RU)

Группа изобретений относится к методам и средствам ориентации космических аппаратов (КА). Способ предусматривает увеличение периода расчета и смены управляющих сигналов на исполнительные органы (ИО) КА. При этом производят измерение параметров углового движения КА, расчет их граничных значений, а также величин и длительностей угловых ускорений. Последние обеспечивают, при двукратном включении ИО в период стабилизации, согласование характеристик периодического и непрерывного режимов управления. Определяют моменты уменьшения параметров углового движения до величин не более (шумовых) составляющих ошибок их измерения и соответственно уменьшают длительности последующих управляющих ускорений. Система ориентации содержит измеритель угловой скорости, датчик внешней информации, ИО и вычислительное устройство с блоком определения ориентации, дополнительно введенные блоки: расчета длительностей включения ИО, задания коэффициентов демпфирования и реализации угловых ускорений. Технический результат группы изобретений состоит в уменьшении загрузки вычислительного устройства и повышении точности оценки параметров углового движения КА путем увеличения периода формирования и выдачи на ИО управляющих сигналов. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к космической технике, в частности к технике цифровых систем управления ориентацией космических аппаратов (КА).

Известны способы управления ориентацией КА, включающие периодическое измерение параметров углового движения КА, расчет длительностей включения исполнительных органов пропорциональных текущему отклонению измеренных параметров от заданных, включение исполнительных органов при значениях расчетных длительностей больших минимальной длительности обеспечиваемой исполнительными органами.

Известные способы реализуются устройствами, включающими вычислительное устройство (ВУ), измерители угловой скорости (ИУС), датчики внешней информации и исполнительные органы [1, 2].

Недостатками указанных способов, реализованных известными устройствами, являются большая погрешность стабилизации КА по углу и угловой скорости, вызванная относительно (относительно непрерывных систем) большим периодом смены управления (стабилизации) из-за ограниченного быстродействия (производительности) вычислительного устройства (ВУ), большой величиной минимальных управляющих моментов исполнительных органов и большим расходом рабочего тела для обеспечения минимальной скорости на цикле стабилизации.

Известен также способ управления ориентацией КА, включающий периодическое измерение параметров углового движения КА, формирование и выдачу на исполнительные органы управляющих сигналов пропорциональных текущему отклонению измеренных параметров от заданных на моменты времени начала периодов формирования управления и длительностью равной длительности периода стабилизации.

Этот способ реализуется устройством, включающим измерители угловой скорости (ИУС), датчики внешней информации, исполнительные органы и ВУ, содержащее блок определения ориентации и блок обеспечения стабилизации [3] (прототип).

Недостатками такого способа, реализованного известным устройством, являются большая погрешность стабилизации КА, вызванная относительно (относительно непрерывных систем) большим периодом смены управления (стабилизации) из-за ограниченного быстродействия (производительности) ВУ и конечной величины минимальных управляющих моментов исполнительных органов, не позволяющих обеспечить непрерывное управление ориентацией (непрерывное изменение управляющего момента); большим энергопотреблением, вызванным уменьшением периода стабилизации для приближения дискретного процесса к непрерывному.

При стабилизации КА в заданном программном положении управление угловым движением производится, например, с использованием закона управления:

где

К_φ и К_ω - постоянные коэффициенты,

$Δ \ddot{ϕ}$ - угловое ускорение КА;

Δφ=φ_пр-φ - отклонение текущего (измеренного) углового положения КА от программного;

- отклонение текущей (измеренной) угловой скорости вращения КА от программной.

При таком законе управления уравнение вращения КА будет иметь вид:

а его решение:

где

C₁ и С₂ - постоянные величины, определяемые начальным угловым положением и начальной угловой скоростью КА и равные:

Δφ_н - отклонение текущего(измеренного) углового положения КА от программного на момент начала периода стабилизации,

$Δ {\dot{ϕ}}_{н}$ - отклонение текущей (измеренной) угловой скорости вращения КА от программной на момент начала периода стабилизации.

При отрицательных значениях К1 и К2 система управления вращением КА будет устойчивой и величины Δφ и Δω при любых их начальных значениях будут непрерывно (для непрерывных систем управления) уменьшаться. При этом вместе с непрерывным уменьшением Δφ и Δω должно непрерывно уменьшаться и создаваемое исполнительными органами угловое ускорение вращения КА.

При периодическом управлении угловым движением КА в соответствии с (1) с периодом управления т, угловое ускорение вращения КА в течение всего периода управления будет постоянной величиной, пропорциональной отклонению измеренных параметров углового движения КА от программных на момент начала периода. Так как угловые ускорения вращения КА при периодическом формировании управления рассчитываются на начало периода стабилизации т и не уменьшаются до его окончания, то и приращение (уменьшение) за период стабилизации рассогласований между текущими (измеренными) и программными значениями параметров углового движения всегда будет больше, чем при непрерывном формировании управления. Это приводит к тому, что при малых рассогласованиях между текущими и программными значениями параметров углового движения КА (ошибках стабилизации), т.е. значениях, которые могут быть скомпенсированы за интервал времени, меньший периода стабилизации т, ошибки стабилизации на момент окончания периода стабилизации не могут быть уменьшены до нулевых значений даже при отсутствии ошибок измерения параметров углового движения и формирования исполнительными органами (ИО) управляющих ускорений. В результате установятся угловые колебания КА с амплитудой, зависящей от параметров углового движения КА на начало каждого периода стабилизации, длительности периода стабилизации и дискретности реализации угловых ускорений исполнительными органами КА. Для уменьшения ошибок стабилизации КА при периодическом формировании управления и приближения процесса изменения параметров его углового движения к процессу их изменения при непрерывном формировании управления уменьшают период стабилизации т, дискретность реализуемого ИО углового ускорения, используют более точные измерители параметров углового движения КА. Уменьшение периода стабилизации т приводит к необходимости использования для решения задачи расчета и реализации управляющего ускорения вращения КА более быстродействующих, а следовательно, и более дорогих и с большим энергопотреблением и весом интерфейса и вычислительного устройства.

Уменьшение величины минимального углового ускорения, создаваемого инерционными исполнительными органами, приводит к необходимости доработки или разработки новых более дорогих и энергоемких исполнительных органов.

Уменьшение периода стабилизации т приводит также к увеличению погрешностей измерения углового положения и угловой скорости КА из-за уменьшения интервала оценки этих параметров.

Таким образом, недостатками известного способа, реализованного известным устройством, являются большие погрешность ориентации и стабилизации КА и ошибки оценки параметров углового движения КА.

Задачей настоящего изобретения является повышение точности ориентации и стабилизации КА.

Поставленная задача решается тем, что в способе ориентации космических аппаратов, включающем периодическое измерение параметров углового движения КА, формирование и выдачу на исполнительные органы управляющих сигналов, производят увеличение периода расчета и смены управляющих сигналов на исполнительные органы до величин, обеспечивающих уменьшение загрузки вычислительного устройства и повышение точности оценки параметров углового движения, расчет параметров углового движения КА на момент окончания текущего периода для вращения КА с непрерывным формированием управления, расчет величин и длительностей действия угловых ускорений, обеспечивающих приведение параметров углового движения КА при периодическом формировании управления к их значениям на момент окончания текущего периода для вращения КА с непрерывным формированием управления, реализацию исполнительными органами величин и длительности действия рассчитанных угловых ускорений, определение моментов времени уменьшения параметров углового движения до величин, не превышающих шумовых составляющих ошибок измерения параметров углового движения, и уменьшение длительностей действия последующих формируемых угловых ускорений, например, путем их умножения на коэффициент демпфирования К меньший единицы.

Этот способ реализуется устройством, представляющим собой систему управления, включающим измерители угловой скорости, датчики внешней информации, своими выходами подключенные к блоку определения ориентации, включенному в вычислительное устройство, исполнительные органы, при этом в устройство введены блок реализации длительностей включения, блок задания коэффициентов демпфирования и блок реализации угловых ускорений, при этом блок определения ориентации своими выходами соответственно подключен к входу блока реализации длительности включения и входу блока задания коэффициентов демпфирования, выходы которых через блок реализации угловых ускорений подключены к исполнительным органам.

На чертеже приведена функциональная блок-схема устройства для осуществления способа.

Устройство включает измерители угловой скорости (1), датчики внешней информации (2), исполнительные органы (3), вычислительное устройство (4), содержащее блок определения ориентации (5), блок расчета длительностей включения (6) исполнительных органов, входом подключенный к первому выходу блока определения ориентации (5), блок задания коэффициентов демпфирования (7) и блок реализации угловых ускорений (8), выходом соединенный с входом исполнительных органов (3), первым входом с выходом блока расчета длительностей включения исполнительных органов (6), вторым входом с выходом блока задания коэффициентов демпфирования (7), вход которого присоединен ко второму выходу блока определения ориентации (5).

Устройство работает следующим образом. При первоначальном включении, например, по контакту отделения КА от последней ступени ракеты-носителя включается вычислительное устройство (ВУ (4)), измерители угловой скорости (1), датчик внешней информации (2), исполнительные органы (3). В блоке определения ориентации (5) по информации с измерителей угловой скорости (1) и датчика внешней информации (2) с выбранной при проектировании дискретностью (определяется быстродействием ВУ (4) и объемом решаемых задач) определяются параметры ориентации (проекции угловой скорости и угловое положение) в заданной системе координат известным способом.

В блоке расчета длительностей включения исполнительных органов (6) по информации о текущих параметрах углового движения КА из блока определения ориентации (5) и заданных программных параметрах определяются величины реализуемых ИО (3) управляющих моментов и длительности включения ИО следующим образом.

При управлении угловым движением КА относительно каждой из трех осей OX, OY, OZ, например, в соответствии с законом управления

где

К_φ и К_ω - постоянные коэффициенты,

$Δ {\ddot{ϕ}}_{i}$ - угловое ускорение КА;

- отклонение текущего (измеренного) углового положения КА от программного;

- отклонение текущей (измеренной) угловой скорости вращения КА от программной;

i=x, y, z,

определяют значения параметров углового движения КА на момент окончания текущего, к-го периода стабилизации, для варианта движения с непрерывным управлением.

Параметры углового движения КА на момент окончания текущего к-го периода стабилизации будут определяться уравнениями (решение уравнений (7)):

где

C₁ и С₂ - постоянные величины, определяемые начальным угловым положением и начальной угловой скоростью КА (параметрами углового движения на начало к-го периода стабилизации т_к) и равные:

где

Δφ_нi - отклонение текущего (измеренного) углового положения КА от программного на момент начала периода стабилизации,

$Δ {\dot{ϕ}}_{н i}$ - отклонение текущей (измеренной) угловой скорости вращения КА от программной на момент начала периода стабилизации,

т_к - длительность периода стабилизации.

Уравнение (7) по параметрам ориентации на момент начала периода стабилизации определяет также на момент начала периода стабилизации угловое ускорение по каждой из осей, которое необходимо создавать ИО КА на начало текущего периода при непрерывном управлении угловым движением КА, равное:

После определения на момент начала к-го периода стабилизации угловых ускорений по каждой из осей, которые необходимо создавать ИО (3) при непрерывном управлении угловым движением КА из состава реализуемых, установленными на КА ИО, угловых ускорений выбираются, например, большие угловые ускорения по каждой из осей, но ближайшие к рассчитанным. По выбранным реализуемым ИО (3) угловым ускорениям определяются для каждой из осей длительности включения ИО (3) для варианта периодического формирования управления, например, следующим образом.

Угловое положение КА относительно каждой из осей на к-м периоде стабилизации с момента получения информации при выключенных ИО может быть определено уравнением:

где

Δφ_ki(t_н) - отклонение текущего углового положения от заданного на момент начала к-го периода стабилизации;

$Δ {\dot{ϕ}}_{k i} (t_{н})$ - отклонение текущей угловой скорости КА от заданной на момент начала к-го периода стабилизации;

Δ_рт - интервал времени (часть периода стабилизации) от момента начала периода стабилизации до момента включения ИО.

Угловое положение КА и его угловая скорость относительно каждой из осей на к-го, периоде стабилизации с момента включения ИО могут быть определены уравнениями:

Для приведения параметров углового движения КА на момент окончания к-го периода стабилизации при периодическом управлении угловым движением к значениям, полученным для варианта с непрерывным формированием управления, в общем случае необходимо двукратное включение ИО с длительностями включения Δт₁ и Δт₂. То есть период стабилизации будет включать: участок движения с постоянной угловой скоростью (двигатели стабилизации выключены) Δ_рт от момента начала к-го периода стабилизации до момента первого включения ИО, участок движения с выбранным угловым ускорением длительностью Δт₁, участок движения, например, с угловым ускорением, равным выбранному, но противоположным по знаку, длительностью Δт₂ и участка движения с постоянной угловой скоростью после выключения ИО до момента окончания периода стабилизации длительностью, равной

Δ_рт - длительность движения с постоянной угловой скоростью - известная величина, которая определяется на этапе проектирования и зависит от затрат времени на съем информации, проведение расчетов для определения угловых ускорений и временем, необходимым ОИ на реализацию требуемого углового ускорения.

Для расчета длительностей включения ИО (3) Δт₁ и Δт₂ определим величины углового положения и угловой скорости на момент окончания периода стабилизации для варианта периодического формирования управления угловым движением КА и приравняем их величинам углового положения и угловой скорости, полученным для варианта с непрерывным формированием управления. Получим два уравнения с двумя неизвестными величинами Δт₁ и Δт₂:

Из уравнений (10) определяются величины Δт₁ и Δт₂ по формулам:

Таким образом, включая ИО (3) два раза на увеличенном с целью уменьшения загрузки ВУ и обеспечения управления угловым движением КА ИО с минимальным набором реализуемых ИО (3) управляющих угловых ускорений, периоде стабилизации при периодическом управлении угловым движением можно обеспечить на момент окончания периода стабилизации значения параметров углового движения КА (угловое положение и угловую скорость) такие же, какие они были бы при непрерывном управлении с непрерывно уменьшающимися угловым ускорением, угловой скоростью и угловым положением.

При значениях параметров углового движения, превышающих случайные (шумовые) составляющие ошибок измерения угловой скорости и углового положения, в блоке задания коэффициентов демпфирования (7) коэффициенту демпфирования К присваивается значение, равное единице. При уменьшении параметров углового движения до значений, не превышающих случайные (шумовые) составляющие ошибок измерения угловой скорости и углового положения, в блоке задания коэффициентов демпфирования (7) коэффициенту демпфирования К присваивается значение, меньшее единицы. Значение К, меньшее единицы, выбирается при проектировании в зависимости от величин случайных составляющих ошибок измерения параметров углового движения и допустимых величин ошибок стабилизации КА, например, как частное от деления допустимых значений ошибок стабилизации на максимальные значения ошибок измерения угловой скорости. В блоке реализации угловых ускорений (8) для уменьшения реакции системы на входной (в основном шумовой) сигнал производится уменьшение длительности включения ИО путем умножения на выбранный в блоке (7) коэффициент демпфирования К, меньший единицы.

Уменьшая длительности включения ИО (3) в зоне демпфирования, при уменьшении величин измеряемых угловых скоростей и углового положения до уровня шумовых составляющих ошибок измерения, т.е. реакцию системы на входной сигнал, обеспечивается дополнительное уменьшение (сглаживание) ошибок стабилизации КА, вызванное случайными (шумовыми) составляющими ошибок измерения параметров углового движения.

Литература

[1] Модернизация системы управления движением космических аппаратов «Фотон», «Бион», Ю.Г. Антонов, А.А. Головченко, С.Н. Платонов, Б.К. Сучков, Ю.К. Пылаев - X Санкт-Петербургская международная конференция по интегрированным навигационным системам, ГНЦ РФ-ЦНИИ «Электроприбор», 2003 г., стр. 77-82 (аналог).

[2] Патент РФ №2466068, кл. B64G 1/24, 10. 11.2012 г.

[3] Аншаков Г.П., Макаров В.П., Мантуров А.И., Мостовой Я.А., Методы и средства управления в высокоиформативном наблюдении Земли из космоса.

XIV САНКТ-ПЕТЕРБУРГСКАЯ МЕЖДУНАРОДНАЯ КОНФЕРЕНЦИЯ ПО ИНТЕГРИРОВАННЫМ НАВИГАЦИОННЫМ СИСТЕМАМ, 28-30 мая 2007, стр. 165-173, Санкт-Петербург, Россия, 2007 (прототип).

1. Способ ориентации космических аппаратов (КА), включающий периодическое измерение параметров углового движения КА, формирование и выдачу на исполнительные органы управляющих сигналов, отличающийся тем, что производят увеличение периода расчета и смены управляющих сигналов на исполнительные органы до величины, обеспечивающей уменьшение загрузки вычислительного устройства и повышение точности оценки параметров углового движения, расчет параметров углового движения КА на момент окончания текущего периода для вращения КА с непрерывным формированием управления, расчет величин и длительностей действия угловых ускорений, обеспечивающих приведение параметров углового движения КА при периодическом формировании управления к их значениям на момент окончания текущего периода для вращения КА с непрерывным формированием управления, реализацию исполнительными органами величин и длительностей действия рассчитанных угловых ускорений, определение моментов времени уменьшения параметров углового движения до величин, не превышающих шумовых составляющих ошибок измерения параметров углового движения, и уменьшение длительностей действия последующих формируемых угловых ускорений, например, путем их умножения на коэффициент демпфирования К, меньший единицы.

2. Устройство, представляющее собой систему управления, включающее измерители угловой скорости, датчики внешней информации, своими выходами подключенные к блоку определения ориентации, включенному в вычислительное устройство, исполнительные органы, отличающееся тем, что в устройство введены блок реализации длительности включения, блок задания коэффициентов демпфирования и блок реализации угловых ускорений, при этом блок определения ориентации своими выходами соответственно подключен к входу блока реализации длительностей включения и входу блока задания коэффициентов демпфирования, выходы которых через блок реализации угловых ускорений подключены к исполнительным органам.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ориентации космических аппаратов (КА). Устройство ориентации КА по углу крена содержит десять сумматоров, четыре усилителя, четыре интегратора, модель двигателя-маховика, двигатель-маховик, два блока памяти, нормально-разомкнутый переключатель, три нормально-замкнутых переключателя, астродатчик, основной контур ориентации (ОКО), КА, модель ОКО.

Способ развертывания космической тросовой системы при доставке спускаемого аппарата с орбитальной станции на землю // 2564930

Изобретение относится к управлению движением связанных тросом космических объектов. Способ включает расстыковку указанных объектов с сообщением спускаемому аппарату (СА) начальной скорости расхождения против вектора орбитальной скорости.

Модульная двигательная установка малой тяги // 2563923

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к двигательным установкам космических аппаратов и разгонных блоков. Модульная двигательная установка малой тяги содержит силовые рамы с закрепленными на них сферическими топливными баками с осями, имеющими наклон к оси установки, и деформируемыми металлическими перегородками, разделяющими их на жидкостные и газовые полости, емкости для хранения сжатого газа, жидкостные реактивные двигатели ориентации и стабилизации, корректирующе-тормозной реактивный двигатель, агрегаты автоматики и управления, трубопроводы, соединяющие между собой элементы системы, закрепленные на силовых рамах.

Способ управления космическим аппаратом при его спуске с орбиты искусственного спутника земли // 2561490

Изобретение относится к космонавтике, в частности к области управления космическими аппаратами (КА). Бортовыми средствами аппарата определяются координаты включения двигательной установки, величины и ориентации импульсов характеристической скорости КА.

Система управления космического аппарата // 2560204

Изобретение относится к системам автоматического управления (САУ) авиационно-космическими объектами, работающими, главным образом, в экстремальных условиях внешней среды.

Способ автономной коллокации на геостационарной орбите // 2559371

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для автономной коллокации на геостационарной орбите. Переводят векторы наклонения и эксцентриситета на границы разнесенных относительно друг друга областей прицеливания, измеряют параметры орбиты каждого космического аппарата (КА), определяют текущие значения орбитальных параметров каждого КА, приводят КА с самоколлокацией (КАСК) в заданную область удержания по широте (наклонению) и долготе, выявляют стратегию управления движением центра масс смежного КА, уточняют положение центра области прицеливания по наклонению смежного КА, проводят коррекции наклонения вектора наклонения орбиты КАСК в фазовой плоскости с учетом сезона (текущего прямого восхождения Солнца), линии узлов орбиты смежного КА и центра, корректируют с помощью двигателей малой тяги период обращения, наклонения и эксцентриситета орбиты, или уклонения в случае опасного сближения КА.

Способ мониторинговой коллокации на геостационарной орбите // 2558959

Изобретение относится к управлению движением группы (кластера) космических аппаратов (КА), преимущественно геостационарных спутников Земли. Согласно способу линии узлов и линии апсид орбит мониторингового КА (МКА) и смежных КА (СКА) поддерживают ортогональными.

Способ резервирования космического аппарата на геостационарной орбите // 2558530

Изобретение относится к управлению движением геостационарных космических аппаратов (КА) в периоды резервирования и оперативного ввода в эксплуатацию. На этапе пассивного дрейфа КА из стартовой позиции резервирования (СПР) в рабочую орбитальную позицию (точку «стояния») минимизируют энергозатраты бортовых систем КА.

Способ коррекции орбитального движения космического аппарата // 2558529

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) с помощью реактивного двигателя коррекции (ДК). Способ включает приложение к КА тестового и корректирующего воздействий.

Способ питания и управления системой коррекции космического аппарата // 2549318

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для коррекции космического аппарата (КА) с помощью электрореактивных плазменных двигателей (ЭРПД).

Способ ориентации космического аппарата по углу крена и устройство для его реализации // 2567312

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ориентации космического аппарата (КА). Устройство для ориентации КА по углу крена содержит одиннадцать сумматоров, пять усилителей, пять интеграторов, три нормально разомкнутых переключателя, шесть нормально замкнутых переключателей, четыре блока памяти, модель основного контура ориентации, двигатель-маховик, КА, два блока чистого запаздывания, астродатчик, основной контур ориентации. Формируют сигнал задания, измеряют угол крена, определяют сигнал ошибки, определяют сигнал оценки угла крена, сигнал оценки угловой скорости, сигнал оценки ошибки, формируют управление из сигнала ошибки и сигнала оценки угловой скорости, формируют сигнал оценки управления из сигнала оценки ошибки и сигнала оценки угловой скорости, определяют первый сигнал разности сигнала оценки управления и сигнала управления, суммируют сигнал управления и интеграл первого сигнала разности, определяют второй сигнал разности оценки угла крена и угла крена, запоминают первый сигнал коррекции и суммируют его с сигналом оценки ошибки, запоминают второй сигнал коррекции и суммируют его после отказа астродатчика с оценкой сигнала ошибки, суммируют сигнал оценки угла крена с сигналом ошибки. Изобретение позволяет повысить точность ориентации КА по углу крена. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Способ управления движением космического объекта после отделения от другого космического объекта // 2568235

Изобретение относится к управлению движением космического объекта (КО), например пилотируемого КО, после его отделения от другого КО, например ракеты-носителя (РН). Разворот КО в требуемую ориентацию начинают в момент Δt, отсчитываемый от момента его отделения от другого КО (далее - РН). Начальная ориентация КО определяется по номинальной ориентации РН в момент отделения. После включения, через время Δt, датчиков системы управления КО получают данные о текущей угловой скорости КО. Используя модель углового движения КО (на основе уравнений Эйлера) оценивают (обратным интегрированием) угловую скорость КО в момент отделения от РН. Далее по полученным начальным условиям на основе указанной модели углового движения определяют (прямым интегрированием) параметры текущей ориентации КО. Прикладывают к КО серию импульсов, величину которых определяют по разнице между текущей и требуемой ориентациями КО. Техническим результатом изобретения является сокращение продолжительности построения ориентации после отделения КО от РН независимо от светотеневых условий на орбите. 6 ил.

Система стабилизации космического аппарата // 2568527

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для стабилизации космических аппаратов (КА). Система стабилизации КА содержит двигательную установку со сферическими баками окислителя и горючего, ракетный двигатель, каналы управления по тангажу и рысканию с датчиками угла, отклонения линейных ускорений и скорости, отклонения угловых ускорений и скорости, суммирующий усилитель, рулевые машинки, интегрирующие устройства, два логических блока, клапаны, двигатели малой тяги. Изобретение позволяет повысить надежность стабилизации КА. 3 ил.

Способ ориентации навигационного спутника // 2569999

Изобретение относится к управлению ориентацией навигационных спутников с антеннами и солнечными батареями (СБ). Способ включает ориентацию электрической оси антенны (первой оси спутника) на Землю и ориентацию панелей СБ на Солнце. Последняя достигается разворотом спутника вместе с панелями СБ вокруг указанной первой оси и разворотом панелей СБ вокруг второй оси, перпендикулярной первой. При прохождении особых участков орбиты, включающих теневые участки и участки больших углов Солнце-спутник-Земля (больше 175°), организуют прогнозируемое движение спутника. Для этого проводят упреждающие программные развороты вокруг первой оси спутника, симметричные относительно точек орбиты, отвечающих максимальному и минимальному углам Солнце-спутник-Земля. Техническим результатом изобретения является уменьшение ошибки прогнозирования движения центра масс спутника и погрешности знания положения фазового центра антенны. 3 з.п. ф-лы, 5 ил., 1 табл.

Способ ориентации космического аппарата с использованием бесплатформенного орбитального гирокомпаса и система для его осуществления // 2579387

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ориентации космических аппаратов (КА). Система ориентации КА с использованием бесплатформенного орбитального гирокомпаса (БОГК) содержит прибор ориентации по Земле (ПОЗ), блок гироскопических измерителей угловых скоростей (БИУС), программный модуль управления (ПМУ), одиннадцать сумматоров, три модуля усиления (МУ), пять интеграторов, четыре модуля компенсации взаимовлияния каналов (МКВК), косинусный преобразователь (КП), синусный преобразователь (СП), два ключа. В установившемся режиме ориентации измеряют разности сигналов ПОЗ и выходных сигналов БОГК в каналах крена и тангажа, корректируют показания БИУС в каналах крена и курса, тангажа, поворачивают КА по курсу на девяносто градусов с замещением канала гирокомпасирования крена на канал гирокомпасирования тангажа, продолжают ориентированный орбитальный полет, вводят в сигнал коррекции в канале тангажа сигнал автокомпенсации ошибок ПОЗ по тангажу, вычисляют сигнал коррекции БОГК в канале тангажа, дожидаются завершения переходных процессов в контуре ориентации, запоминают накопленное значение сигнала автокомпенсации в канале тангажа и отключают его накопление, выполняют обратный поворот КА по курсу, производят обратное замещение каналов крена и тангажа БОГК, вводят в канал коррекции БОГК по тангажу значение сигнала автокомпенсации в качестве поправки на детерминированную ошибку ориентации БОГК в канале тангажа, вычисляют сигнал коррекции в канале тангажа, вводят в разностный сигнал для каналов крена и курса сигнал автокомпенсации детерминированных ошибок ПОЗ по крену, вычисляют новый сигнал коррекции БОГК в каналах крена и курса. Изобретение позволяет компенсировать ошибки ориентации КА относительно орбитальной системы координат. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Способ коррекции и устройство орбитального гирокомпаса для управления угловым движением космического аппарата // 2579406

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для управления космическим аппаратом (КА). Устройство орбитального гирокомпаса (ОГК) для управления угловым движением КА содержит прибор ориентации по Земле (ПОЗ), сумматоры, интеграторы, вновь введенные сумматоры и интеграторы, модули коррекции, модули компенсации взаимовлияний каналов, гироскопический блок измерителей угловых скоростей (БИУС). Измеряют разность сигналов ПОЗ и выходного сигнала ОГК в каналах крена, добавляют сигнал автокомпенсации, определяемый в зависимости от нового и старого сигналов коррекции, сигнала ПОЗ по крену, выходного сигнала ОГК по крену, коэффициентов интегрирования, корректируют показания БИУС одновременно в каналах крена и курса, осуществляют построение ориентации КА в каналах крена и курса. Изобретение позволяет повысить точность управления угловым движением КА. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Способ управления ориентацией космического аппарата при проведении экспериментов с научной аппаратурой по изучению конвекции // 2581281

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА). Способ включает закрутку КА, измерение расстояния от научной аппаратуры КА по изучению конвекции до оси закрутки, измерение и фиксацию температуры в этой аппаратуре, а также угловой скорости КА. При этом скорость закрутки КА изменяют с учетом взаимообусловленных изменений указанных измеряемых параметров. Техническим результатом изобретения является обеспечение возможности изучения влияния уровня микроускорений на процесс конвекции при управлении ориентацией КА.

Способ формирования управляющих сигналов включения двигательной установки космического беспилотного летательного аппарата при выполнении им пространственного маневра на баллистическом участке траектории полета // 2581791

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при формировании управляющих сигналов включения двигательной установки космического беспилотного летательного аппарата (БПЛА) при выполнении им пространственного маневра на баллистическом участке траектории полета. Запоминают до момента старта многоступенчатой ракеты-носителя (РН) электронно-цифровое полетное задание, измеряют кинематические параметры активного участка траектории полета последней ступени многоступенчатой РН, запоминают измеренные параметры активного участка траектории полета последней ступени многоступенчатой РН, измеряют и запоминают кинематические параметры движения центра масс космического БПЛА и время момента формирования управляющего сигнала отделения космического БПЛА от последней ступени РН, сравнивают измеренные значения кинематических параметров движения центра масс космического БПЛА с расчетными значениями полетного задания, отрабатывают сигнал возможного рассогласования между измеренными и заданными в полетном задании кинематическими параметрами движения центра массы космического БПЛА в сторону его уменьшения до нулевого значения, формируют управляющий сигнал полетного задания включения корректирующего двигателя космического БПЛА для выполнения уклоняющего маневра. 1 ил.

Способ соединения космических объектов в космическом пространстве // 2583255

Изобретение относится к способам создания в космосе связки космического аппарата (КА) с космическим объектом (КО). Контролируют положение в пространстве троса (2), развернутого с борта КА (1), используя датчики видеонаблюдения (4) на КА и/или датчики положения (5) на тросе. Вводят в систему управления КА модель троса, описывающую его конфигурацию и её изменение по времени. Перемещают КА по траектории М0, М1, М2 … Мn его центра масс с помощью двигателей ориентации (6) и маршевых (7), формируя конфигурацию узла (8) вокруг КО (3). Конец троса (2) может быть закреплён на КО (3). Затягивание узла на КО производят дальнейшим движением КА, например, подобным буксировке. Технический результат изобретения заключается в расширении возможностей тросовых систем при решении традиционных и новых задач управления движением различных КО. 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

Способ управления подготовкой и пуском ракеты-носителя и система для его реализации // 2583733

Изобретение относится к области технической кибернетики и может быть использовано в автоматизированных системах управления подготовкой к пуску и проведению пусков ракет-носителей космического назначения различного класса, а также в автоматизированных системах управления технологическими процессами сборки и проведения испытаний сложных технических объектов. Технический результат заключается в обеспечении параллельного контроля параметров объекта и хода работ с объектом, что снижает вероятность развития аварийной ситуации. Способ позволяет визуализировать контролируемые параметры объекта, ход работ с объектом и оперативно формировать управляющие и информационные сообщения. В систему в дополнение к блоку визуализации контролируемых параметров и блокам хранения плановых, фактических и архивных графиков операций с объектом включен блок ручного, автоматизированного и автоматического формирования управляющих сообщений. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 4 ил.